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901.
为保证高超声速飞机在低马赫数下的气动特性,开展高超声速飞机变几何进气道控制研究。可移动唇罩式变几何进气道高超声速飞机是指飞机推进系统前段,设有一个能沿着来流方向前后平移的唇罩,从而实现飞机的最大气流捕获,以提高推进系统的性能。在分析变几何进气道工作原理的基础上,建立采用组合动力推进系统的高超声速飞机的纵向模型,进而提出多模型切换控制策略与可行的控制方法。仿真结果表明,采用了变几何进气道技术的高超声速飞机,相比于固定进气道,在低马赫数时需要的燃料当量比更小,保证了高超声速飞机在低马赫数下的气动特性。 相似文献
902.
一种定几何混压式二元进气道的再起动特性研究 总被引:4,自引:2,他引:2
针对一种设计飞行马赫数范围为2.25~4.0的定几何混压式二元超声速进气道由于反压引起的不起动开展了再起动特性风洞实验研究.根据实验结果和二维非定常数值仿真结果分析表明:在Ma=2.51和3.01下进气道性能在进锥/退锥实验中规律一致;按照Ma=2.25的起动面积收缩比确定的喉道面积,使进气道在来流Ma≥2.51时具有自起动能力;而在稳定亚临界状态下具有高的总压恢复系数及形成类似于外压式的气动通道是进气道无回路迟滞现象的主要原因. 相似文献
903.
为进一步提高航空发动机涡轮通流能力,以小型跨声速涡轮为原型,研究了静子S型收缩流道对涡轮通流能力的影响。将S型流道直线段长度和收缩段内外圆半径比作为流道造型参数,分别针对原型涡轮静子内外端壁进行调整造型,得到一系列不同参数组合的S型内外端壁涡轮算例。保持膨胀比为设计值不变,利用CFD软件对原型和S型流道涡轮进行设计点模拟分析。结果表明,S型流道涡轮流量提升的原理在于增大的静子喉道面积。在相同造型参数下,S型外端壁涡轮的静子叶根损失被有效降低,流量提升明显,且流量高于S型内端壁涡轮1%左右,但由于最大外径增大使其质量通量提升效果减弱;与之相反,S型内端壁涡轮的质量通量提升明显,且高于S型外端壁涡轮3%左右。从提升涡轮质量通量并保证效率不低于原型的角度看,S型外端壁造型参数选取范围更广。 相似文献
904.
为了研究短舱笛形管热气防冰系统中防冰腔设计参数对进气道唇口表面传热特性的影响,进行了不同设计参数下进气道防冰腔内外流域和固体域的耦合仿真传热计算。分析得出了不同射流孔孔径和射流孔到进气道前缘表面的距离等参数对进气道唇口表面的温度、对流换热系数和Nusselt(Nu)数分布的影响。分析结果表明:射流孔直径和射流孔到唇口表面距离在一定的范围内,进气道蒙皮表面温度和对流换热系数随射流孔直径的增大而升高,随中间排射流孔到唇口表面距离的减小而升高。 相似文献
905.
906.
《中国航空学报》2023,36(4):148-164
Inspired by the three-dimensional design of flow passages in turbomachinery, this study proposes the concept of integrated passage design. The capability of adjoint method for efficient optimization and the flexibility of the parameterization method based on extended free-form deformation have been considered to develop a feasible approach to design an integrated passage. This concept was applied to redesign a typical transonic fan, Rotor 67, and the results were analyzed by CFX. It is shown that the passage was adequately adjusted in all three dimensions and reduced the strength of shock wave and wake-induced flow. In particular, the secondary flow was appropriately reorganized and the corner separation was well controlled in the end wall region, leading to significant improvements in adiabatic efficiency and diffusion. 相似文献
907.
Natural laminar flow nacelle is a promising technology for drag reduction. In this paper,an optimization platform is established for the design of transonic axisymmetric and threedimensional natural laminar flow nacelles for large civil aircraft. The platform adopts the class/shape transformation method for geometric parameterization, a four-equation transition model for transition prediction, and the differential evolution algorithm combined with the radial basis function surrogate model as the... 相似文献
908.
909.
首先对澳大利亚HyShot计划进气道模型进行了数值模拟,得到了设计状态及非设计状态下的流场特征,以及进气道性能随来流马赫数的变化规律。根据分析,提出了在二元高超声速进气道内压段开设溢流槽的设计思路,设计了工作马赫数4.0~6.0范围的二元高超声速进气道,并给出了通过抬高或降低原设计槽口高度得到的两种新的开槽方案进气道的物理模型。通过数值模拟,结果表明:溢流槽有效改善了进气道的性能,拓宽了进气道的工作范围,槽口高度的不同对进气道性能有相当大的影响。 相似文献
910.
A bump is typically used in the inlet system of an aircraft engine to compress the incoming airflow and to reduce boundary layer thickness developed over fuselage. In this work, the turbulent flow over a three-dimensional bump is experimentally studied. The bump model is mounted in a closed return wind tunnel operated at the nominal velocity 10 m/s, corresponding to a friction Reynolds number of 2300. The flow field upstream the bump, along the bump centerline and at two different spanwise plane... 相似文献